CN1316226C

CN1316226C - 双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法

Info

Publication number: CN1316226C
Application number: CNB2005100000036A
Authority: CN
Inventors: 李小路; 江月松
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2005-01-04
Filing date: 2005-01-04
Publication date: 2007-05-16
Anticipated expiration: 2025-01-04
Also published as: CN1632456A

Abstract

本发明公开了一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法，采用双激光器实时测距系统、数据接收和处理系统和机翼变形数据库来进行测量，其特征在于所述双激光器实时测距系统包括激光测距仪、反射镜，所述数据接收和处理系统包括数据传输转换系统、微机计算系统，所述机翼变形数据库包括具体机型机翼变形图像和三维数据；所述反射镜安装在机翼顶端，通过所述双激光器测距仪实时测量飞行中机翼顶端与激光器之间的距离；所述数据接收和处理系统接收所述双激光器测距仪测量数据；所述数据传输转换系统把所述数据接收系统的数据转换后传给所述微机计算系统，计算得到机翼顶端垂直位移。

Description

双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法

【技术领域】

本发明是一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法，主要利用了激光测距技术和数学建模方法，并且结合计算机程序和数据库，建立起了解决飞机飞行中机翼顶端变形的有效方案。

【背景技术】

目前测量机翼变形位移的方法有以下几种：倾斜仪、布拉格光栅传感器、压力带和摄影测量。远区域的噪音和涡系通过麦克风排列和激光雷达系统进行测量。除飞行试验和现在正在进行的支持性理论工作外，还将有一些其他试验在欧洲进行，包括模拟器试验，各种系统和结构试验台试验，以及在欧洲一些巨大的风洞里开展的诸多试验。

以上这些方法和试验方案都存在一定缺陷：倾斜仪例如体积较大，在小型无人飞机或是轻型战斗机上不易安装；布拉格光栅传感器适用于测量飞机机翼蒙皮表面材料的局部微小振动，不能测量出机翼在气动力作用下的整体大变形；摄影测量技术实现过程中需加吊舱，成像时存在边缘畸变、摄像参数需定标等问题，此外质量重、成本高、高精度安装困难以及不能获得机翼平面上相关点的位置信息等问题。

【发明内容】

本发明是一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法，主要利用了激光测距技术和数学建模方法，并且结合计算机程序和数据库，建立起了测量飞机飞行中机翼顶端变形位移的有效方案。本发明提出的方法对实时测量机翼弹性变形量具有普遍意义和实际应用价值。

本发明提供的一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法采用以下技术方案：

一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法，采用双激光器实时测距系统、数据接收和处理系统和机翼变形数据库来进行测量，其特征在于所述双激光器实时测距系统包括激光测距仪、反射镜，所述数据接收和处理系统包括数据传输转换系统、微机计算系统，所述机翼变形数据库包括具体机型机翼变形图像和三维数据；所述反射镜安装在机翼顶端，通过所述双激光器测距仪实时测量飞行中机翼顶端与激光器之间的距离；所述数据接收和处理系统接收所述双激光器测距仪测量数据；所述数据传输转换系统把所述数据接收系统的数据转换后传给所述微机计算系统，计算得到机翼顶端垂直位移。

其中，所述激光测距仪为激光器为核心的测距仪器，要求体积小，质量轻。

其中，所述数据传输转换系统包括数据传输系统和数据转换系统，所述数据传输系统为光纤或电缆；所述数据转换系统为光电接口转换设备或光电转换器。

其中，所述机翼变形数据库包括具体机型相应的机翼变形图像、具体机型相应的机翼变形三维数据。

其中，所述激光测距仪安装在飞机机身外部，根据实际机型需要布局。

其中，所述反射镜为单波长介质反射镜或双波长介质反射镜。

其中，所述激光测距仪中激光器的激光发射端附加一扩束光学系统，使激光光束有较大的发散角。

本发明的有益效果：本发明将激光测距技术和数学建模方法结合在一起，并应用计算机程序和数据库，建立起了解决飞机飞行中机翼顶端变形的有效方案。本发明可以实现对飞行中飞机机翼顶端变形的实时测量。本发明提出的方法可以对航空航天事业起到了积极的促进作用。

【说明书附图】

图1是双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法简图

图2是双激光器测量机翼弹性变形的示意图

图3是双激光器测量机翼弹性变形的几何示意图

【具体实施方式】

首先需要实现图1中双激光器实时测距系统101，所述双激光器实时测距系统包括激光测距仪、反射镜；其中所述激光测距仪为激光器为核心的测距仪器，要求体积小，质量轻；所述激光测距仪安装在飞机机身外部，根据实际机型需要布局；所述激光测距仪中激光器的激光发射端可加一扩束光学系统，使激光束有较大的发散角；所述反射镜为单波长介质反射镜或双波长介质反射镜。

图2是飞机在飞行过程中，利用双激光器测量机翼弹性变形的示意图。图中以分别在机身上安装激光器201、机身下安装激光器202和机翼顶端的反射镜203，三点确定的一个几何平面，目的是得到机翼顶端位置的实时变形位移h215。该方法需要保证两个激光器的连线垂直于机翼未变形时的静态平面。

图2中的椭圆表示飞机机身230，两边的曲线三角形代表某一时刻变形的飞机机翼220。假设机身上安装激光器201为O₁点和机身下安装激光器202为O₂，O₁O₂垂直于机翼未变形时的静态平面、与机翼的端点位于同一平面的两个测距激光器(如果两个激光器置于机身的同一侧，测量几何关系不同，但其测量原理是一样的)。在实际飞行过程中，机翼顶端的上下变形范围是比较大的，为了使得测量在整个机翼顶端变形范围内都能进行，在激光器的激光发射端可加一扩束光学系统，使激光光束有较大的发散角，并在机翼端点处放置一个光束反射镜203以便于激光测距。以双激光器的连线垂直交于机翼未变形时的静态平面的点为坐标原点O 204建立二维几何图形。L₁213是激光器O₁201测量得到的O₁201到机翼顶端光束反射镜203的实时距离，L₂214是激光器O₂202测量得到的O₂202到机翼顶端光束反射镜203的实时距离，H₁211是激光器O₁201到O 204的距离，H₂212是激光器O₂202到O 204的距离。H₁211和H₂212的值可由静止状态下测量获得。利用两个激光测距数据L₁213和L₂214并由图2的几何关系来获取变形的机翼220上任意点的位置，必须结合机翼弹性形变的具体情况。而飞行过程中的机翼的弹性变形情况相当复杂，如拉伸、扭曲、振动等，而且这些情况往往在实际飞行中都是同时并存的。

然后实现图1中数据接收和处理系统102包括数据传输转换系统、微机计算系统，其中，所述数据传输转换系统包括数据传输系统和数据转换系统，所述数据传输系统为光纤或电缆；所述数据转换系统为光电接口转换设备或光电转换器；所述微机计算系统包括计算机和依据本发明原理设计的计算程序。

如图3双激光器测量机翼弹性变形的几何示意图所示，从图2中分离出相应的几何关系：x轴和y轴交于点O307，分别以两个激光器所在位置O₁301、O₂302为圆心、所测距离L₁311、L₂312为半径画两个圆，两个圆交于B303、C304两点，B303C304交于O₁301O₂302于D 305点，几何关系得知：O₁301 O₂302垂直B303C304，垂足为D305点，A306B303垂直于x坐标轴。变形后机翼端点B303点机翼顶端变形高度AB＝h313。H₁321是O₁301到O307的测量距离，H₂322是O₂302到O307的测量距离。

根据图3中的几何关系，有下列关系式：

\{\begin{matrix} O_{1} O_{2} = H_{1} + H_{2} \\ O_{1} B = L_{1} & - - - (1) \\ O_{2} B = L_{2} \end{matrix}

设：O₁D＝k

O₁B²-k²＝O₂B²-(H-k)² (2)

即

{L_{1}}^{2} - k^{2} = {L_{2}}^{2} - {(H - k)}^{2} - - - (3)

由(3)式解得

k = \frac{{L_{1}}^{2} - {L_{2}}^{2} + H^{2}}{2 H} = \frac{{L_{1}}^{2} - {L_{2}}^{2} + {(H_{1} + H_{2})}^{2}}{2 (H_{1} + H_{2})} - - - (4)

所以机翼端点变形高度h313为

h＝H₁-k (5)

同理可求得

DB = \sqrt{{L_{1}}^{2} - k^{2}} - - - (6)

由(5)式可以看出，如果飞机机翼在未变形时的静态位置之上，k≤H₁，所以AB＝H₁-k≥0；如果飞机机翼在未变形时的静态位置之下，k≥H₁，所以AB＝H₁-k≤0。将(4)式的k代入(5)式和(6)得

h = AB = \frac{{H_{1}}^{2} - {H_{2}}^{2} - {L_{1}}^{2} + {L_{2}}^{2}}{2 (H_{1} + H_{2})} - - - (7)

DB = \frac{\sqrt{2 {L_{1}}^{2} {L_{2}}^{2} + 2 {L_{1}}^{2} H^{2} + 2 {L_{2}}^{2} H^{2} - {L_{1}}^{2} - {L_{2}}^{2} - H^{2}}}{2 (H_{2} + H_{2})} - - - (8)

可见，只要用两个激光器测出L₁311和L₂312值，从(7)、(8)两式就可以实时确定飞行过程中机翼端点相对于机身的位置。依据以上数学关系，可以把双激光器实时测到的数据传输和转换给计算机，实时计算出机翼顶端变形位移。通过所述微机计算系统的计算结果，从所述机翼变形数据库103提取相应的三维图形函数f(x，y，z，H)，即一个双激光器实时测量得到的h215对应一个飞机机翼220的三维曲面f(x，y，z)_H＝h，依据原始飞机机翼坐标(x，y，z)，通过所述微机计算系统再次计算出机翼任意一点在飞机飞行中实时位移。

实现图1中机翼变形数据库103包括具体机型相应的机翼变形图像、具体机型相应的机翼变形三维图形函数；其中，所述机翼变形数据库是通过风洞试验和测量统计方法建立起来的具体机型相应的机翼变形图像、具体机型相应的机翼变形三维数据。这一过程在实际操作中根据具体条件的不同而不同并且为国家保密内容，不宜公开说明。

以上为本发明的实施方式，依据本发明公开的内容，本领域的普通技术人员能够显而易见的想到一些雷同、替代的方案，均应落入本发明保护的范围。

Claims

1、一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法，采用双激光器实时测距系统、数据接收和处理系统和机翼变形数据库来进行测量，其特征在于所述双激光器实时测距系统包括激光测距仪、反射镜，所述数据接收和处理系统包括数据传输转换系统、微机计算系统，所述机翼变形数据库包括具体机型机翼变形图像和三维数据；所述反射镜安装在机翼顶端，通过所述双激光器测距仪实时测量飞行中机翼顶端与激光器之间的距离；所述数据接收和处理系统接收所述双激光器测距仪测量数据；所述数据传输转换系统把所述数据接收系统的数据转换后传给所述微机计算系统，计算得到机翼顶端垂直位移。

2、按照权利要求1所述的一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法，其特征在于所述激光测距仪为激光器为核心的测距仪器，要求体积小，质量轻。

3、按照权利要求1所述的一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法，其特征在于所述数据传输转换系统包括数据传输系统和数据转换系统，所述数据传输系统为光纤或电缆；所述数据转换系统为光电接口转换设备或光电转换器。

4、按照权利要求1所述的一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法，其特征在于所述反射镜为单波长介质反射镜或双波长介质反射镜。

5、按照权利要求1或2所述的一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法，其特征在于所述激光测距仪安装在飞机机身外部，根据实际机型需要布局。

6、按照权利要求1或2所述的一种双激光器实时测量机翼顶端垂直位移的方法，其特征在于所述激光测距仪中激光器的激光发射端附加一扩束光学系统，使激光光束有较大的发散角。